Основные данные самолета. Геометрические данные.

L = 16,280 м (без ПВД)  _киля = 47 30

S_кр. = 38,036 м² База шасси = 3,646 м

- 93 -

L_кр. = 11,36 м Колея шасси = 3,090 м

Развал килей - 6

Н = 4,73 м (от ВПП до законцовки киля)

L_ст. = 7,780 L_{самолета с ПВД до стабилизатора} -17,320 м.

Угол установки крыла - 0.

Угол поперечного V = 3.

_стаб. = 50 (по передней кромке).

_напл. = 73 20.

_пер.кр. = 42.

 _{зад. кр.} = 9 21.

Углы отклонения:

- носков _н = 20+1.

- закрылков _з = 25+1.

- элеронов от НП (с целью улучшения поперечного управления) - 5 (вверх)

- ТЩ верхнего - 56; нижнего - 60.

- стабилизатора: (по крену) - +5.

(по тангажу) - +15^-2 - -35+1

- РН - + 25 ^-2

- (АРУ - “большая скорость” + 5  45 + 30)

- (АРУ - “ВПП” - 17 45 + 1 ).

Массовые данные.

1. m_{взл. макс.} = 18 480 кг (бомбы + 2УР)

m_{взл.(без подвесок)} = 14 300 кг

m_{взл. норм.}(2хР-17+2хР-73) = 15 500 кг

m_{пос.норм.} = 14 200 кг

m_{взл. норм.} с 2хР-73 + 2хАПУ-27 = 15 000 кг

m_{пос.норм.} = 14 200кг

m_{пос. макс.} = 15 760 кг (Допускается не более 3% от всех посадок)

2. m_пуст. = 10 900 кг

3. m_{б. нагр.} = 3 000 кг

4. m_топл. ( = 0,78г/см³) Без ПТБ – 3 430 кг

с I ПТБ - 1500 = 4 610 кг

- 94 -

с I ПТБ - 1500 + 2ПТБ - 1150 = 6350 кг

(После посадки с m = 14 200...15 760 кг m = 14 200...15 760 кг + осмотр и контр. уборка и выпуск шасси).

Летно-технические характеристики

V _{макс.гп} - у земли (Vпр.) - 1500 км/ч

- на высоте H  12000м (V ист.) - 2 450 км/ч

М_{макс. гп} = 2,35

Н_{пр. (ост. Топлива 800кг)} = 18 000 м.

n _умакс = +9 (без подвесок) - 3

 _{разгона на Н = 1000м} - от 600 до 1100км/ч - 13,5 с

- от 1100 до 1300км/ч - 8,7 с

V _{y макс. на Н=1000м} - 330 м/с (Н=100м, М=0,85)

Н _{пр. (с 2-мя УР)} - 17500 м

L _{практ. макс. ( Q = 0,785)} /  _полета:

-у земли (Н=200м,М=0,5) - 710 км

-Н=12000м...13000м М=0,8, без ПТБ – 1 430 км

Без подвески АСП и ПТБ - 1250 км/ 1ч.22 мин.

2хР- 27 + 4хР - 73 - 900 км/1 ч. 10 мин

2хР-27+2хР-73+1хПТБ-1500 (без сброса) –1380 км/1 ч. 38 мин.

Без подвески АСП с 1хПТБ-1150 (со сбросом)

- перегоночная - 2 230 км/2 ч. 42 мин

L_разб. - на “Макс” - 600...700 м

- на “Ф” - 250-350 м

V_отр. - на “М” - 260...280 км/ч

- на “Ф” - 230...250 км/ч

L_проб. - с ТП - 650...750 м

- без ТП - 900...950 м

V_пос. = 250...260км/ч.

Конструкция основных частей самолета. Планер самолета.

Планер самолета представляет собой корпус в виде меняющегося по длине и фюзеляжу профилирующего центроплана с трапе-

- 95 -

цевидным стреловидным крылом с мощной механизацией по передней и задней кромкой, двумя разнесенными двигательными отсеками, цельноповоротным стабилизатором и двухкилевым вертикальным оперением.

Особенности конструкции планера являются:

• -применение крупногабаритных штамповок и прессованных панелей;

• -применение высокопрочных алюминиевых и титановых сплавов и композитов на основе углепластика;

• Составные части планера:

• -корпус;

• -консоли крыла;

• -хвостовое оперение (ГО – цельно поворотный стабилизатор и двух килевое ВО).

Корпус самолета имеет разъем – стык носового радиопрозрачного кока с гермоотсеком оборудования. Основным силовым элементом является центральная (баковая) часть корпуса, к которому крепятся головная часть, хвостовая часть, консоли крыла.

Отсеки корпуса:

• - баковый отсек (шп. 4 - 7ж);

• - баковый отсек (шп. 8 -10);

• - отсеки двигателей и КСА (шп. 7 - 8);

• - воздухозаборники (до шп. 5);

• - съемные каналы ВЗ (шп. 5 - 7);

• - съемные капоты двигателей (шп. 7 - 9);

• - боковые наплывы с верхними входами (шп.3-4);

• - хвостовые обтекатели и ТЩ.